直升机机动飞行科目数学建模及机动特性研究-李建波.docx

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1、硕士学位论文 直升机机动飞行科目数学建模及机动特性研究 姓名：李建波 申请学位级别：硕士 专业：飞行器设计 指导教师：高正；陈仁良 20000301 摘要 乘方求极值的原理，建立了控制方程的逆解方法。结合直升机任务科目基元描述方法 的研究，在实际模拟过程中验证了方法的可行性，同时在模拟过程中积累了进一步 研究直升机机动科目数学建模方法及机动特性分析方法所必需的飞行模拟计算经 验 /其次根据美国 军 P旋翼飞行器驾驶品质要求 (ADS-33D) 当中所提供的 17种 机动飞行试验科目出了直升机飞行科目的数学建模方法。同时对有些机动科目 进行了较详细的描 最后结合实际机种 (UH-60A)和具体的

2、机动科目算例以及 ADS-33D中相应的品质 要求，对该机飞行品质的某些方面做出了评定。 本文的工作为进一步进行直升机的仿真研究积累了经验，提供了机动科目数学 模型库。同时对利用直升机飞行逆模拟进行基于 ADS-33D的直升机机动特性研究工 作及品质评定工作有一定的借鉴意义。 关键词：直升机，飞行逆模拟， ADS-33D， 机动性，灵活性，飞行品质等级评定。 ABSTRACT Based on the nonlinear flight dynamics model of helicopter, the nonlinear inverse solution technique of goveri

3、ng equation was established according to the mathematical principle of calssical finite-difference method for evaluating the extrem values of function. Through practical usage, the technique was proved to be stable and reliable. Aiming at modeling the MTEs (mission task element) provide in ADS-33D,

4、a general method was provided for modeling them by piecewise smooth function. Most of the MTEs were described well by the method. In order to validating the inverse simulation technique and the method for modeling the MTE, a sample helicopter, UH-60A, was taken as the object in this paper. Besides d

5、riving the UH-60A to fly the MTE defined beforehand successfully and getting the smooth “pUotlikeM control time history, a prelimimary result of assessing the handling quality of helicopter was given accordint to the calculation results of inverse simuation* This paper provides a model library of MT

6、Es in the ADS-33D and will be beneficial to those who do research work in the field of assessing the helicopter handling quality associated with ADS-33 by inverse simulation of helicopter flight. Key Words: helicopter, maneuverability, agility, inverse simulation, ADS-33D, Mission Task Elements, han

7、dling quality. 基本符号表 p， q, r 机体运动角速度 B， V 机体运动欧拉角 9 旋翼总矩 G is， 9 1。 旋翼纵横向周期变矩 尾桨总矩 Xe, Ye， Ze 直升机空间运动大地坐标系 Xb， Yb， Zb 直升机体轴系 U| V, w. 直升机体轴系线速度 Vx， Vy， Vz 直升机飞行速度 X 状态矢量 XD 预定的状态矢量 u 控制矢量 Up 由预定的状态矢量逆解出的控制矢量 Y 响应矢量 YD 预定的响应矢量 hhh 直升机状态方程积分求解送代时间步长 NRESP 直升机逆模拟约束时间间隔 Xo 总距杆操纵位移 Xc 驾驶杆横向操纵位移 Xs 驾驶杆纵向操

8、纵位移 Xp 尾桨总距操纵位移 Tmax 完成机动科目所需时间 聲 1二 ） 机动科目分段时间点 Q 快捷性参数 引言 直升机本身所具有的优于固定翼飞机的机动性和灵活性，使其在战区的应用日益 受到重视。世界各国都纷纷开始武装直升机的研制。武装直升机在海湾战争当中的卓 越表现，更使人们对武装直升机的重视达到了空前的髙度。人们己不再满足武装直升 机仅仅在战区执行地面目标攻击的任务，武装直升机在战区的空战能力及战术研究也 己经开始。因此对武装直升机的机动性和灵活性也提出了越来越高的要求。 八十年代中期以前，美国和西欧国家对直升机机动性能进行了大量的研究工作， 以适应武装直升机的发展需要。但是由于直升

9、机本身具有的复杂性 ,以及科技发展水平 的限制，到底什麽是直升机的机动性 (Maneuverability)和灵活性 (Agility)及其适当的评 价指标 ?它们同直升机的飞行品质 （ Flying Quality)和驾驶品质 (Handling Quality)到底 是什麽样的辩证关系？以及如何在设计之初和设计之中不断改进设计 ?对这样一系列问 题还没有一个统一的概念和认识。可以说对直升机机动性的研究议题很多、范围也很 广。其主要特点是，不同的研究人员基于自己的认识，从不同的侧面，寻找改善直升 机的机动性和灵活性的方法。虽然早在六十年代美、英、苏、北约先后颁布了军用直 升机的飞行品质规范或

10、设计标准，其中包括应用较广的美军标 MIL-H-8501A。 但随着 直升机在使用和技术两方面的发展，旧的 规范以不适用。 适应形势发展的需要，美国陆军在八十年代中期制订了航空设计标准 军用旋翼 飞行器驾驶品质要求 ADS-33美、英、力卩、德等国的许多专家参与了本标准的编制。 自该规范之后，直升机设计者对不同的概念终于有了比较统一的认识和评价方法。该 规范在结构框架、要求内容、具体指标和数据等许多方面都有所创新。而且历经近十 年的研究验证工作和不断的改进， 1994年 7月公布了其最新版本 ADS-33D。 该规范 的许多新内容、新指标反映了当代先进直升机的使用要求及技术特色，尤其针对高机

11、动性武装直升机规定了较为详细 的要求。同时也体现了现代旋翼飞行器的重要发展特 点。可以说该规范代表了当代直升机设计的最高水平，对它的研究和应用有利于不断 明确和加溁直升机设计者的认识。该规范己经用于美国下一代武装直升机 RAH-66 柯 曼琦 的研制，因此我们有必要结合 ADS-33D开展武装直升机机动性分析方法的研 究工作。同时我国也正在参考 ADS-33D对我国的 军用直升机飞行品质规范 GJB902-90 进行修订。我们试验室也己经同 602所合作开展直升机机动飞行性能计 算方法的研究工作。这一切都是本文研究工作的来源和依据 v 关于直升机 机动特性的分析研究方法，长期以来直升机设计研究

12、者基于自己的认 识，从不问的侧面提出了不 R的方法。这其中以英国格拉斯哥大学的 XXG,Thomson 和 R.BracUey为代表提出的逆解欧拉方程的研究方法最具吸引力。传统的研究方法大 都给直升机飞行动力学模型以正向操纵输入，通过研究其响应来研究直升机的机动特 性 .其主要缺点在于，面向越来越复杂的任务类型，很难预先给出相应的操纵规律。 即使能够给出操纵规律，也很难保证在计算过程中不发散。所谓 逆解 的方法就是 基于所要完成的机动科目的轨迹，给出相应的直升机完成该机动科目时状态变量的时 间变化历程作为约束条件。在正向求解直升机响应的过程中不断对比直升机状态参 量，同时据此不断修正直升机的操

13、纵，以保证直升机能够顺利完成该机动科目。其所 谓的 逆 是指在对操纵动作进行修正时要逆解直升机状态方程。借用这一说法可以 将这种直升机机动特性研究方法称为 基于轨迹约束的直升机逆模拟 方法。 这种研究方法较之传统的方法有明显的优势。只要能给出预定的轨迹或这一机动 过程中的典型状态参量的时间变化历程，组合成相应的适当约束条件，不但能 够给出 相应的操纵规律，同时可以得到所有的状态变量和控制变量的时间历程。利用这些结 果，可以研究每一个变量的变化趋势以它们之间的相互关系。 ADS-33是以任务为本的规范，其基本出发点是保证直升机的飞行品质能够适合 规定的任务此在该规范的第四章提供了若干个任务科目基

14、元 (MiSS1 n Task Element) 即 MTE， 同时提供了相应的直升机完成该彳壬务科目基元的驾驶品质评价方法。因此 本文的研究工作将利用逆模拟方法的优势，以规范 ADS-33D中提供的 MTE来作为逆 解的预定轨迹约束条件来研究和评价直升机的驾驶品质。只要建立的 MTE数学描述 模型充分体现了规范要求的实质，对直升机驾驶品质的评价就是合理的真实的。 本文研究工作的目的和意义在于： 1) 充分研究认识 ADS-WD提供的任务科目基元的实质，建立合理的、真实的数 学描述模型。作为进一步研究和评价直升机机动特性的任务科目基元库。 2) 根据逆模拟的结果，结合 ADS-33D进行直升机

15、的驾驶品质的评价。 3) 根据 ADS-33利用逆模拟的方法做出的飞行品质的评定，可以在设计之初和 设计过程中指导设计，不断完善直升机的机动性和灵活性。 4) 利用逆模拟过程中所能提供的控制变量及状态变量在 MTE过程中的时间历 程，可以开展多种机动特性分析方法的研究。 5) 利用逆模拟过程中所能提供的控制变童及状态变量在 MTE过程中的时间历 程，配合飞行试验，可以充分幵展对 ADS-33D的研究。例如可开展其客观评 价等级与飞行员评价等级之间关系的研究，为国军标的修订工作提供参考资 料。 总之，逆模拟结合 ADS43进行直升机机动特性的研究是目前比较好的一种方 法，本文的中心就在于将逆模拟

16、研究与 ADS-33D的研究有机地结合起来，从而进一 步对直升机的机动特性进行分析和评价 . 第一章飞行动力学模型及机动飞行逆模拟方法介绍 1.1引言 直升机飞行动力学模型是直升机机动性和灵活性分析研究的基础 .由于直升机 存在着桨叶、机体、尾面等等的运动耦合、结构耦合、惯性耦合和气动耦合，直升 机具有明显的非线性运动特性。早期的直升机飞行动力学模型，由于采用了许多理 想化的假设，不能体现直升机的这种非线性运动特性 。 因此尤其不适合用于研究机 动性和灵活性。本文所采用的飞行动力学模型尽可能多地放弃了理想化的假设，来 体现直升机的非线性运动特性。使其适合于直升机的机动特性的研究。作为整个研 究

17、的基础，首先对这一飞行动力学模型作一简单的介绍。 0=5发动机舰油调节系统 座舱操 ! 伺服 l 纵机构 r机构 cocoa* JSBS*S GE SS!Ss!BcBBEilBE r=5 旋翼模型 g 633333331 h - S hV i - . - -.“k s “. h , A “.“ A s.s .ss .s. L1 . % s v s. Kmr, sys %, . H.H.S “ S-.s-.-, % 机身棋型 g WSJ0 JQC Jv | 平尾模型胃 直升机运 动模型 直升机位置、 速度、加速度 丨 及姿态 传感器 图 1.1直升机飞行动力学数学模型总体框图 1.2相关的各系统

18、模型简介 本节对利用逆模拟进行直升机机动性研究相关的基本系统模型做一个简单的介 绍。没使用到的系统模型（直升机飞行控制系统）不作介绍。至于模型的有效性， 在参考文献 1中有详细说明。 为了适用于直升机机动特性的研究，旋翼系统模型首先放弃了各种小扰动的假设。 旋翼模型以叶素理论为基础，用等环形面积（桨叶微段扫掠的环形面积相等）作 为桨叶划分的准则。这种划分方法可以在保证计算精度的同时使微段数目最小、减小 计算置，同时使微段在动压较高的区域中分割较密。 桨叶上所有微段的攻角由当地的安装角和来流角确定，前者由操纵量（总距和周 期变距）、变距挥舞耦合、桨叶负扭转及由于桨叶扭转变形造成的动态分量等组成，

19、 其中变形动态分量由经验得出，它与桨叶交变载荷密切相关。后者则根据桨叶微段的 气流环境来确定。 桨叶徼段的速度由机体运动速度、桨叶运动速度和旋翼诱导速度三部分确定，通 过坐标转换得到桨叶微段的速度分量。这些速度分量用来计算桨叶微段处的合速度、 当地马赫数、侧滑角及偏流角 6 旋翼的诱导速度由动力入流理论确定。诱导速度由常数项和一阶谐波项构成。其 中常数项由旋翼拉力引起，谐波分量与旋翼气动俯仰力矩和滚转力矩有关。空气团由 于惯性效应不能立即跟随旋翼空气动力的变化，有时间滞后，其滞后效应通过引入一 阶惯性环节来模拟。 桨叶的挥舞运动是非线性的，放弃桨盘平面的假设，最终得到挥舞运动方程以递 推公式的

20、形式出现。桨叶微段空气动力的计算也是非线性的，升力和阻力特性在 -180至+180的迎角范围内陚值。在 -30。至 +30的攻角范围内同时还是马赫数的函 数，目的是使桨叶微段气动力模型能有效地确定前行桨叶的压缩性和后行桨叶的失速 特性。为了考虑偏流对桨叶气动特性的影响，用简单的后掠理论修正无侧滑的桨叶气 动特性数据。在大攻角的情况下，为了避免桨叶在工作过程中升力出现不连续，对后 掠理论失效的地方做了相应的修正。 旋翼力和力矩由作用在每一片桨叶上的气动力、质童和惯性载荷三者叠加而成。 其中惯性载荷有桨叶离心力、哥氏力、挥舞惯性力及机体非定常气动力在桨叶上引起 的牵连惯性力确定。 1.2.2机身模

21、型简介 机身气动力和力矩的确定没有采用数值计算的方法，而是直接采用风洞的实验结 果。它们是机身攻角和侧滑角的函数，而机身的攻角和侧滑角由体轴系中的各速度分 童导出。 旋翼下洗对机身的影响给机身气动力和力矩的确定带来了困难。由于旋翼对机身 (包括尾翼和尾桨）的气动干扰是一个有待进一步研究的课题，目前还没有 一 套成熟 的方法来分析、计算旋翼与机身之间的干扰效应，主要是釆用试验的方法来确定旋翼 下洗流在机身引起的下洗效应。本模型直接利用试验结果来计入旋翼对机身的气动干 扰。 1.2.3尾翼模型简介 尾翼的气动力由平尾和垂尾的当地气流环境来确定。气动力的计算在风轴系中进 行，然后转换到以直升机重心为

22、原点的机体轴系中去。 计算尾翼的空气动力是首先确定当地动压和攻角。尾翼的合速度由机身的平移速 度、角速度、旋翼下洗和侧洗，机身下洗和侧洗几部分组成。其中动压损失通过自由 流分量乘上一减缩因子来反映，该因子通过风洞试验结果得到。气动千扰问题仍然借 助试验结果来解决。 1.2.4尾桨模型简介 尾桨的气动力仅计算尾桨拉力，忽略尾桨的后向力和反扭矩。这是因为与直升机 的其它部件的作用相比，尾桨的后向力和扭矩在直升机的飞行中所起的作用很小。 尾桨的拉力釆用以简化的、封闭形式的 Baiky解来确定，忽略了所有前进比二次 方及以上的项。为了得到比较真实的尾桨总矩，对 Bailey方法作了修正以便考虑尾桨 交

23、矩、挥舞耦合。 流经尾桨的气流包括自由流、旋翼下洗和侧洗、机身侧洗速度和机身角速度产生 的相对速度。这些速度分量通过坐标转换折算到尾桨构造轴系。最后，尾桨拉力转换 成体轴系重心处的力和力矩。 1.2*5发动机 /燃油调节系统简介 发动机 /燃油调节系统建模是直升机飞行动力学建模的一 个重要环节 . 长期以来，发动机动力学特性及其燃油调节系统的研究独立于直升机飞行动力学 的研究之外，忽视直升机旋翼的动力学特性对发动机的影响。而直升机飞行动力学的 研究也忽视发动机 /燃油调节系统对其飞行特性的影响，认为发动机能随时满足直升机 对功率的需求。其实这是很有局限性的。 对作定常飞行的直升机来说，旋翼的工

24、作状态相对稳定，直升机的需用功率（发 动机的负载）几乎是恒定的。直升机的动力学特性和发动机 /燃油调节系统之间的相互 影响表现不出来。而过渡状态和机动状态，情况大不一样 6为了完成某种机动科目， 驾驶员需要不停地对直升机进行操纵，直升机的飞行状态和旋翼的工作状态不断地发 生变化。为了适应这种不断变化的要求，发动机必须做出相应的调整，以供给直升机 相应的可用功率。旋翼 /传动系统 /发动机涡轮之间在扭矩与转速的动态联系中形成了 个闭环系统。因此，为了满足直升机机动特性的需要，合理的直升机发动机 /燃油调 节系统则是必须的。 图 1,2发动机与直升机及旋翼之间的逻辑关系 由于建模的目的是为了开展直

25、升机机动特性的研究工作，并不是为了研究发动机 本身的动力学特性及发动机燃油调节系统的设计，所以直接将文献当中现有的发动机 / 燃油调节系统引入直升机飞行动力学模型。 发动机是一个用系数形式表示的线性模型，其中的系数随发动机工作状态变化而 变化，从而适用于直升机的整个飞行范围。发动机控制系统由电子控制元件 （ ECU) 和液压机械元件 （ HMU)组成。 HMU的功能是控制发动机燃气发生气的燃油供应及 对功率指令的快速反应。 ECU的功能是对 HMU产生的载荷信号进行配平以满足旋翼 转速要求。负载指令对总矩操纵进行补偿，而 ECU则配平总矩操纵引起的稳态误差。 由于 ECU是比例加积分组成的控制器，所以它最终能保持旋翼转速的恒定。 发动机 /燃油调节系统中包含了许多非线性系统环节，为了与直升机动力学模型协 调，采用了替换法来建立发动机 /燃油调节系统的数学模型， 1.2.6直升机运动模型简介 直升机各部件上的力和力矩在体轴系内计算，然后在重心处叠加得到总的 外力和 总外力矩 &将上述各力和力矩引入直升机通用运动方程（欧拉方程得到直升机机